《《空氣動力學(xué)基礎(chǔ)》PPT課件.ppt》由會員分享，可在線閱讀，更多相關(guān)《《空氣動力學(xué)基礎(chǔ)》PPT課件.ppt（126頁珍藏版）》請在裝配圖網(wǎng)上搜索。

1、第二章,低速空氣動力學(xué)基礎(chǔ),第二章 第 頁,2,本章主要內(nèi)容,2.1 低速空氣動力學(xué) 2.2 升力 2.3 阻力 2.4 增升裝置的增升原理,2.1 空氣流動的描述,第二章 第 頁,4,空氣動力是空氣相對于飛機運動時產(chǎn)生的，要學(xué)習(xí)和研究飛機的升力和阻力，首先要研究空氣流動的基本規(guī)律。,第二章 第 頁,5,2.1.1 流體模型化,理想流體，不考慮流體粘性的影響。 不可壓流體，不考慮流體密度的變化，Ma<0.4。 絕熱流體，不考慮流體溫度的變化，Ma<0.4。,第二章 第 頁,6,2.1.2 相對氣流,運動方向,相對氣流方向,自然風(fēng)方向,第二章 第 頁,7,飛機的相對氣流方向與飛行速度方

2、向相反,只要相對氣流速度相同，飛機產(chǎn)生的空氣動力就相同。,第二章 第 頁,8,對相對氣流的現(xiàn)實應(yīng)用,直流式風(fēng)洞,回流式風(fēng)洞,第二章 第 頁,9,風(fēng)洞實驗段及實驗?zāi)Ｐ?第二章 第 頁,10,風(fēng)洞的其它功用,第二章 第 頁,11,2.1.3 迎角,迎角就是相對氣流方向與翼弦之間的夾角。,第二章 第 頁,12,相對氣流方向就是飛機速度的反方向,第二章 第 頁,13,相對氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù),平飛中，可以通過機頭高低判斷迎角大小。而其他飛行狀態(tài)中，則不可以采用這種判斷方式。,第二章 第 頁,14,水平飛行、上升、下降時的迎角,上升,平飛,下降,第二章 第 頁,15,迎角探測裝置

3、,,第二章 第 頁,16,2.1.4 流線和流線譜,空氣流動的情形一般用流線、流管和流線譜來描述。,流線：流場中一條空間曲線，在該曲線上流體微團的速度與曲線在該點的切線重合。對于定常流，流線是流體微團流動的路線。,第二章 第 頁,17,流管：由許多流線所圍成的管狀曲面。,第二章 第 頁,18,流線和流線譜,流線譜是所有流線的集合。,第二章 第 頁,19,流線和流線譜的實例,第二章 第 頁,20,流線的特點,該曲線上每一點的流體微團速度與曲線在該點的切線重合。,流線每點上的流體微團只有一個運動方向。,流線不可能相交，不可能分叉。,第二章 第 頁,21,流線譜的特點,流線譜的形狀與流動

4、速度無關(guān)。,物體形狀不同，空氣流過物體的流線譜不同。,物體與相對氣流的相對位置（迎角）不同，空氣流過物體的流線譜不同。,氣流受阻，流管擴張變粗，氣流流過物體外凸處或受擠壓 ，流管收縮變細。,氣流流過物體時，在物體的后部都要形成渦流區(qū)。,第二章 第 頁,22,2.1.5 連續(xù)性定理,流體流過流管時，在同一時間流過流管任意截面的流體質(zhì)量相等。,質(zhì)量守恒定律是連續(xù)性定理的基礎(chǔ)。,第二章 第 頁,23,連續(xù)性定理,,,,,1,2,A1,v1,A2,v2,單位時間內(nèi)流過截面1的流體體積為,單位時間內(nèi)流過截面1的流體質(zhì)量為,同理，單位時間內(nèi)流過截面2的流體質(zhì)量為,則根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得：,即,結(jié)論：空

5、氣流過一流管時，流速大小與截面積成反比。,第二章 第 頁,24,山谷里的風(fēng)通常比平原大,河水在河道窄的地方流得快，河道寬的地方流得慢,日常的生活中的連續(xù)性定理,高樓大廈之間的對流通常比空曠地帶大,第二章 第 頁,25,2.1.6 伯努利定理,同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動壓之和保持不變。,能量守恒定律是伯努力定理的基礎(chǔ)。,第二章 第 頁,26,伯努利定理,空氣能量主要有四種：動能、壓力能、熱能、重力勢能。 低速流動，熱能可忽略不計；空氣密度小，重力勢能可忽略不計。,因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動能+壓力能=常值。公式表述為：,上式中第一項稱為動壓，第二項稱為靜壓，第三項稱

6、為總壓。,第二章 第 頁,27,伯努利定理,第二章 第 頁,28,深入理解動壓、靜壓和總壓,同一流線： 總壓保持不變。 動壓越大，靜壓越小。 流速為零的靜壓即為總壓。,第二章 第 頁,29,同一流管： 截面積大，流速小，壓力大。 截面積小，流速大，壓力小。,深入理解動壓、靜壓和總壓,第二章 第 頁,30,伯努利定理適用條件,氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動是定常的。,流動的空氣與外界沒有能量交換，即空氣是絕熱的。,空氣沒有粘性，即空氣為理想流體。,空氣密度是不變，即空氣為不可壓流。,在同一條流線或同一條流管上。,第二章 第 頁,31,2.1.7 連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用,用文邱利管測流

7、量,文邱利管測流量,,第二章 第 頁,32,空速管測飛行速度的原理,,第二章 第 頁,33,與動壓、靜壓相關(guān)的儀表,第二章 第 頁,34,空速表,第二章 第 頁,35,升降速度表,第二章 第 頁,36,高度表,第二章 第 頁,37,本章主要內(nèi)容,2.1 空氣流動的描述 2.2 升力 2.3 阻力 2.4 飛機的低速空氣動力特性 2.5 增升裝置的增升原理,2.2 升力,第二章 第 頁,39,升力垂直于飛行速度方向，它將飛機支托在空中，克服飛機受到的重力影響，使其自由翱翔。,第二章 第 頁,40,2.2.1 升力的產(chǎn)生原理,相同的時間，相同的起點和終點，小狗的速度和人的速度哪一個

8、更快？,第二章 第 頁,41,升力的產(chǎn)生原理,前方來流被機翼分為了兩部分，一部分從上表面流過，一部分從下表面流過。,由連續(xù)性定理或小狗與人速度對比分析可知，流過機翼上表面的氣流，比流過下表面的氣流的速度更快。,第二章 第 頁,42,,升力的產(chǎn)生原理,第二章 第 頁,43,上下表面出現(xiàn)的壓力差，在垂直于（遠前方）相對氣流方向的分量，就是升力。,機翼升力的著力點，稱為壓力中心(Center of Pressure),升力的產(chǎn)生原理,第二章 第 頁,44,2.2.2 翼型的壓力分布,當(dāng)機翼表面壓強低于大氣壓，稱為吸力。 當(dāng)機翼表面壓強高于大氣壓，稱為壓力。,用矢量來表示壓力或吸力，矢量線段長

9、度為力的大小，方向為力的方向。,矢量表示法,第二章 第 頁,45,駐點和最低壓力點,B點，稱為最低壓力點，是機翼上表面負壓最大的點。,A點，稱為駐點，是正壓最大的點，位于機翼前緣附近，該處氣流流速為零。,,,第二章 第 頁,46,坐標表示法,從右圖可以看出，機翼升力的產(chǎn)生主要是靠機翼上表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正壓的作用。,第二章 第 頁,47,2.2.3 升力公式,飛機的升力系數(shù),飛機的飛行動壓,機翼的面積。,第二章 第 頁,48,升力公式的物理意義,飛機的升力與升力系數(shù)、來流動壓和機翼面積成正比。,升力系數(shù)綜合的表達了機翼形狀、迎角等對飛機升力的影響。,

10、第二章 第 頁,49,本章主要內(nèi)容,2.1 空氣流動的描述 2.2 升力 2.3 阻力 2.4 增升裝置的增升原理,2.3 阻力,,,第二章 第 頁,51,阻力是與飛機運動軌跡平行，與飛行速度方向相反的力。阻力阻礙飛機的飛行，但沒有阻力飛機又無法穩(wěn)定飛行。,第二章 第 頁,52,阻力的分類,對于低速飛機，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：,摩擦阻力(Skin Friction Drag) 壓差阻力(Form Drag) 干擾阻力(Interference Drag) 誘導(dǎo)阻力(Induced Drag),,廢阻力 (Parasite Drag),,升力,粘性,,,第二章 第 頁,53,

11、2.3.1 低速附面層,附面層，是氣流速度從物面處速度為零逐漸增加到99%主流速度的很薄的空氣流動層。,附面層的形成,第二章 第 頁,54,附面層厚度較薄,第二章 第 頁,55,無粘流動和粘性流動,附面層的形成是受到粘性的影響。,第二章 第 頁,56,附面層的特點,附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強不變且等于法線主流壓強。,只要測出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點的靜壓，它使理想流體的結(jié)論有了現(xiàn)實意義。,第二章 第 頁,57,附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。,l,,,第二章 第 頁,58,附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。,l,,,第二章 第 頁,59,附面層的特點

12、三,附面層分為層流附面層和紊流附面層，層流在前，紊流在后。層流與紊流之間的過渡區(qū)稱為轉(zhuǎn)捩點。,第二章 第 頁,60,層流的不穩(wěn)定性,,,,第二章 第 頁,61,層流附面層和紊流附面層的速度型,第二章 第 頁,62,2.3.2 阻力的產(chǎn)生,摩擦阻力(Skin Friction Drag) 壓差阻力(Form Drag) 干擾阻力(Interference Drag) 誘導(dǎo)阻力(Induced Drag),,廢阻力 (Parasite Drag),,升力,粘性,,,第二章 第 頁,63,摩擦阻力,由于緊貼飛機表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)作用力與反作用力定律，飛機必然受到空氣的

13、反作用。這個反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。,第二章 第 頁,64,影響摩擦阻力的因素,紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。 飛機的表面積越大，摩擦阻力越大。 飛機表面越粗糙，摩擦阻力越大。,摩擦阻力的大小與附面層的類型密切相關(guān)，此外還取決于空氣與飛機的接觸面積和飛機的表面狀況。,第二章 第 頁,65,摩擦阻力在飛機總阻力構(gòu)成中占的比例較大,第二章 第 頁,66,壓差阻力,壓差阻力是由處于流動空氣中的物體的前后的壓力差，導(dǎo)致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力。,第二章 第 頁,67,順壓梯度與逆壓梯度,順壓：A到B，沿流向壓力逐漸減小，如機翼上表面前段。 逆壓：B到C，沿流向壓力逐

14、漸增加，如機翼上表面后段。,,,,A,B,C,第二章 第 頁,68,附面層分離,在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流 相互作用，形成漩渦脫離物體表面的現(xiàn)象。,,分離點,第二章 第 頁,69,分離區(qū)的特點一,分離區(qū)內(nèi)漩渦是一個個單獨產(chǎn)生的，它導(dǎo)致機翼的振動。,第二章 第 頁,70,分離區(qū)的特點二,分離區(qū)內(nèi)壓強幾乎相等，并且等于分離點處的壓強。,,,,,,P分離點,P1,P2,P3,P4,P分離點 = P1 = P2 = P3 = P4,第二章 第 頁,71,分離區(qū)的特點三,附面層分離的內(nèi)因是空氣的粘性，外因是因物體表面彎曲而出現(xiàn)的逆壓梯度。,,,,A,B,C,第二章 第 頁

15、,72,分離點與最小壓力點的位置,,,,A,B,C,,,最小壓力點,分離點,第二章 第 頁,73,分離點與轉(zhuǎn)捩點的區(qū)別,層流變?yōu)槲闪鳎ㄞD(zhuǎn)捩），順流變?yōu)榈沽鳎ǚ蛛x）。 分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可發(fā)生在紊流區(qū)。 轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義完全不同。,第二章 第 頁,74,壓差阻力的產(chǎn)生,氣流流過機翼后，在機翼的后緣部分產(chǎn)生附面層分離形成渦流區(qū)，壓強降低；而在機翼前緣部分，氣流受阻壓強增大，這樣機翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而使機翼產(chǎn)生壓差阻力。,第二章 第 頁,75,分離點位置與壓差阻力大小的關(guān)系,分離點靠前，壓差阻力大。 分離點靠后，壓差阻力小。,,,,A,B,C,,C,第二章 第 頁,76,影

16、響壓差阻力的因素,總的來說，飛機壓差阻力與迎風(fēng)面積、形狀和迎角有關(guān)。迎風(fēng)面積大，壓差阻力大。迎角越大，壓差阻力也越大。 壓差阻力在飛機總阻力構(gòu)成中所占比例較小。,第二章 第 頁,77,干擾阻力,飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼的單獨阻力之和小于把它們組合成一個整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。,第二章 第 頁,78,干擾阻力的消除,干擾阻力在飛機總阻力中所占比例較小。,飛機各部件之間的平滑過渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。,第二章 第 頁,79,誘導(dǎo)阻力,由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機前進的力

17、，這就是誘導(dǎo)阻力。,第二章 第 頁,80,翼尖渦的形成,正常飛行時，下翼面的壓強比上翼面高，在上下翼面壓強差的作用下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面。,這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（注意旋轉(zhuǎn)方向）,第二章 第 頁,81,正常飛行時，下翼面的壓強比上翼面高，在上下翼面壓強差的作用下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。,翼尖渦的形成,第二章 第 頁,82,翼尖渦的形成,由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流向，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。,第二章 第 頁,83,翼尖渦形成的進一步分析,注意旋轉(zhuǎn)方向

18、,第二章 第 頁,84,翼尖渦的立體形態(tài),第二章 第 頁,85,翼尖渦的形態(tài),第二章 第 頁,86,下洗流（DownWash）和下洗角,由于兩個翼尖渦的存在，會導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個向下的誘導(dǎo)速度場，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場會覆蓋整個飛機所處空間范圍。,第二章 第 頁,87,下洗角,下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過翼型的氣流向下傾斜，這個向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對氣流之間的夾角稱為下洗角。,第二章 第 頁,88,下洗速度沿翼展分布,不同平面形狀的機翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。,第二章 第 頁,89,誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生,有限展長機翼與無限展

19、長機翼相比，由于前者存在翼尖渦和下洗速度場，導(dǎo)致前者的總空氣動力較后者更加后斜，即前者總空氣動力沿飛行速度方向（即遠前方相對氣流方向）的分量較后者更大。這一增加的阻力即為誘導(dǎo)阻力。,第二章 第 頁,90,影響誘導(dǎo)阻力的因素,機翼平面形狀： 橢圓形機翼的誘導(dǎo)阻力最小。,,展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小 升力越大，誘導(dǎo)阻力越大 平直飛行中，誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比 翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力,第二章 第 頁,91,展弦比對誘導(dǎo)阻力的影響,第二章 第 頁,92,展弦比對誘導(dǎo)阻力的影響,第二章 第 頁,93,高展弦比飛機,,第二章 第 頁,94,空速大小對誘導(dǎo)阻力大小的影響,,空速小，下洗角大，

20、誘導(dǎo)阻力大,空速大，下洗角小，誘導(dǎo)阻力小,第二章 第 頁,95,翼梢小翼,第二章 第 頁,96,翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力,第二章 第 頁,97,翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力,翼梢小翼改變了機翼沿展向分布的翼載荷。,第二章 第 頁,98,翼梢小翼可以減小總阻力,第二章 第 頁,99,阻力公式,飛機的阻力系數(shù),飛機的飛行動壓,機翼的面積。,第二章 第 頁,100,回顧阻力組成,摩擦阻力(Skin Friction Drag) 壓差阻力(Form Drag) 干擾阻力(Interference Drag) 誘導(dǎo)阻力(Induced Drag),,廢阻力 (Parasite Drag),,第二

21、章 第 頁,101,阻力相關(guān)資料,第二章 第 頁,102,總空氣動力,升力和阻力之和稱為總空氣動力。,第二章 第 頁,103,本章主要內(nèi)容,2.1 空氣流動的描述 2.2 升力 2.3 阻力 2.4 增升裝置的增升原理,2.5 增升裝置的增升原理,第二章 第 頁,105,迎角與速度的關(guān)系,飛機的升力主要隨飛行速度和迎角變化。在大速度飛行時，只要求較小迎角，機翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維持飛行。在小速度飛行時，則要求較大的迎角，機翼才能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行。,第二章 第 頁,106,為什么要使用增升裝置,用增大迎角的方法來增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，飛機的迎角最多只能增大到臨界迎

22、角。因此，為了保證飛機在起飛和著陸時，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置。,,增升裝置用于增大飛機的最大升力系數(shù)，從而縮短飛機在起飛著陸階段的地面滑跑距離。,第二章 第 頁,107,主要增升裝置包括： 前緣縫翼 后緣襟翼 前緣襟翼,第二章 第 頁,108,2.5.1 前緣縫翼,前緣縫翼位于機翼前緣，在大迎角下打開前緣縫翼，可以延緩上表面的氣流分離，從而使最大升力系數(shù)和臨界迎角增大。在中小迎角下打開前緣縫翼，會導(dǎo)致機翼升力性能變差。,第二章 第 頁,109,前緣縫翼,下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動。一方面降低逆壓梯度，延緩氣流分離，增大最大升力系數(shù)和臨界迎角。

23、另一方面，減小了上下翼面的壓強差，減小升力系數(shù)。,第二章 第 頁,110,前緣縫翼對壓強分布的影響,較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。,第二章 第 頁,111,2.5.2 后緣襟翼,分裂襟翼 （The Split Flap） 簡單襟翼 （The Plain Flap） 開縫襟翼 （The Slotted Flap） 后退襟翼 （The Fowler Flap） 后退開縫襟翼 （The Slotted Fowler Flap）,放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時增大。因此，在起飛時放小角度襟翼，著陸時，放大角度襟翼。,第二章 第 頁,112,分裂襟翼（The Split Fla

24、p）,分裂襟翼是一塊從機翼后段下表面向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面，它使升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增加，但臨界迎角減小。,第二章 第 頁,113,放下分裂襟翼后，在機翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，壓強降低，吸引上表面氣流流速增加，上下翼面壓差增加，從而增大了升力系數(shù)，延緩了氣流分離。,此外，放下分裂襟翼使得翼型彎度增大，上下翼面壓差增加，從而也增大了升力系數(shù)。,分裂襟翼（The Split Flap）,第二章 第 頁,114,簡單襟翼 （The Plain Flap）,簡單襟翼與副翼形狀相似。放下簡單襟翼，增加機翼彎度，進而增大上下翼面壓強差，增大升力系數(shù)。但是放簡單襟翼使得壓差阻力和誘導(dǎo)阻力增大，阻

25、力比升力增大更多，使得升阻比降低。,第二章 第 頁,115,大迎角下放簡單襟翼，升力系數(shù)及最大升力系數(shù)增加，阻力系數(shù)增加，升阻比降低（即空氣動力性能降低），臨界迎角降低。,簡單襟翼 （The Plain Flap）,第二章 第 頁,116,TB200的簡單襟翼,第二章 第 頁,117,開縫襟翼 （The Slotted Flap）,開縫襟翼在簡單襟翼的基礎(chǔ)上進行了改進。在下偏的同時進行開縫，和簡單襟翼相比，可以進一步延緩上表面氣流分離，增大機翼彎度，使升力系數(shù)提高更多，而臨界迎角卻降低不多。,,第二章 第 頁,118,開縫襟翼 （The Slotted Flap）,下翼面氣流經(jīng)開縫流向

26、上翼面,開縫襟翼的流線譜,第二章 第 頁,119,后退襟翼（The Fowler Flap）,后退襟翼在簡單襟翼的基礎(chǔ)上進行了改進。在下偏的同時向后滑動，和簡單襟翼相比，增大了機翼彎度也增加了機翼面積，從而使升力系數(shù)以及最大升力系數(shù)增大更多，臨界迎角降低較少。,第二章 第 頁,120,后退開縫襟翼 （The Slotted Fowler Flap）,后退開縫襟翼結(jié)合了后退式襟翼和開縫式襟翼的共同特點，效果最好，結(jié)構(gòu)最復(fù)雜。,大型飛機普遍使用后退雙開縫或三開縫的形式。,第二章 第 頁,121,747的后退開縫襟翼,第二章 第 頁,122,2.5.3 前緣襟翼,前緣襟翼位于機翼前緣。前緣襟

27、翼放下后能延緩上表面氣流分離，能增加翼型彎度，使最大升力系數(shù)和臨界迎角得到提高。,前緣襟翼廣泛應(yīng)用于高亞音速飛機和超音速飛機。,第二章 第 頁,123,B737-800的前緣襟翼,第二章 第 頁,124,增升裝置的原理總結(jié),第二章 第 頁,125,增升裝置的原理總結(jié),增升裝置主要是通過三個方面實現(xiàn)增升： 增大翼型的彎度，提高上下翼面壓強差。 延緩上表面氣流分離，提高臨界迎角和最大升力系數(shù)。 增大機翼面積。,增升裝置的目的是增大最大升力系數(shù)。,第二章 第 頁,126,本章小結(jié),連續(xù)性定理、伯努利定理 機翼的壓力分布 附面層分離的原因及分離點移動的規(guī)律 壓差阻力 升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比 增升裝置的增升原理。 后緣襟翼的功用，增升的基本方法和原理，放襟翼對氣動性能影響,